CN106227968B - 一种航天器主发动机关机点优化方法 - Google Patents

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Abstract

一种航天器主发动机关机点优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。在入轨点轨道坐标系下分析航天器的运动，引入“滑行”时间的调整量对关机点进行调整，采用类似于经典控制理论中的反馈控制对误差进行修正，直至误差满足精度要求，获得关机点的位置。该方法减小了主发动机推力大小不可调引起的未被满足的终端位置约束的影响，能根据飞行任务的变化调整关机点，从而提高了入轨点精度，并对较大的系统偏差具有良好的适应性。

Description

一种航天器主发动机关机点优化方法
技术领域：
本发明涉及一种航天器主发动机关机点优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。
背景技术：
空间轨道转移飞行器为完成预定的航天任务，需要通过制导来完成不同轨道之间的转移。由于航天器的发动机推力大小有限，因此通常需要选取合适的发动机开关机点。自主控制的航天器多以载荷轨道部署任务为主，它的目标轨道，多在地面离线生成，预装订在飞行控制软件中，对入轨点的位置的约束相对宽松，实际飞行中的入轨点与预先设计的入轨点可能存在较大偏差。而空间轨道转移飞行器不仅要执行载荷轨道部署的任务，还可能执行空间交会接近任务和再入返回飞行器投放等任务，这就对入轨点的位置约束提出了更高的要求，因此需要发明一种方法提高空间轨道转移飞行器入轨点的精度。
发明内容：
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种航天器主发动机关机点优化方法，能根据飞行任务的变化调整关机点，提高了入轨点位置精度。
本发明的技术解决方案是：一种航天器主发动机关机点优化方法，包括如下步骤：
(1)根据预先设计的航天器弹道参数和变轨时刻tc，利用齐奥尔科夫斯基公式计算点火时间Δt，据此确定主发动机的初始开机点和关机点，所述主发动机的初始开机点为tc-Δt/2，关机点为tc+Δt/2，设变轨前轨道为L1，变轨后轨道为L2，则L2从“交点”处正向的初始“滑行”时间tcoast＝Δt/2；
(2)根据开关机点和终端约束权重因子，进行迭代制导仿真计算，满足关机点条件后，迭代制导结束，得到偏差数据；所述偏差数据为关机点处航天器X、Y、Z三个方向的位置和速度偏差；
(3)判断关机点X方向的位置偏差是否超出门限，如果是，则对关机点进行调整，更新关机点条件，返回步骤(2)；否则，此时关机点满足要求，优化结束。
所述步骤(2)中对关机点进行调整的步骤如下：
(2.1)“滑行”时间的调整量Δtcoast＝ΔXocf/Vxocff，其中ΔXocf为迭代制导仿真计算获得的最终位置偏差，Vxocff为迭代制导仿真计算获得的关机点X方向速度分量；
(2.2)令tcoast＝tcoast+Δtcoast，得到新的关机点为tc+tcoast+Δtcoast。
所述步骤(2)中迭代制导仿真计算的步长与控制系统周期一致。
与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
(1)本发明方法能够针对不同飞行任务的需要，灵活地对关机点进行调整，以时间换空间，减小了主发动机推力大小不可调引起的未被满足的终端位置约束(X方向位置约束)的影响，提高了入轨点精度。
(2)本发明能够在较大系统偏差的条件下依然能保证较高的入轨点精度，适应性好。
附图说明：
图1为本发明方法流程图。
具体实施方式：
本发明提出一种航天器主发动机关机点的优化方法，在入轨点轨道坐标系下分析航天器的运动，引入“滑行”时间的调整量对关机点进行调整，采用类似于经典控制理论中的反馈控制对误差进行修正，直至误差满足精度要求，获得关机点的位置。
在入轨点轨道坐标系下，由于主发动机推力大小不可调，终端(关机点)约束通常选为Yocf和Zocf方向的位置约束，以及Xocf、Yocf和Zocf三个方向的速度约束，由于未对Xocf方向的位置进行约束，制导结束后Xocf方向存在位置偏差ΔXocf。为使关机点(目标点)靠近实际点，引入“滑行”时间的调整量Δtcoast，在靠近过程中速度矢量变化很小，可认为Δtcoast正比于ΔXocf/Vxocff。基于上述分析，给出本发明的具体步骤，如图1所示：
(1)设变轨前轨道为L1，变轨后轨道为L2，脉冲变轨的时刻为tc，在L1和L2轨道的“交点”处，根据预先设计的航天器弹道参数(航天器的初始位置、速度以及制导结束后位于L2轨道的任务点Dfinal的位置、速度)利用齐奥尔科夫斯基公式计算点火时间Δt。据此确定主发动机的初始开机点为tc-Δt/2，关机点为tc+Δt/2，L2从“交点”处正向的初始“滑行”时间tcoast＝Δt/2。
(2)根据开关机点、终端约束权重因子和终止迭代计算条件，选择与控制系统周期一致的仿真步长，进行迭代制导仿真计算，满足终止迭代计算条件后，迭代制导结束，按当前参数运行至满足关机点条件后，得到偏差数据；所述偏差数据为关机点处航天器X、Y、Z三个方向的位置和速度偏差；
(3)判断关机点X方向的位置偏差ΔXocf是否超出门限ε，如果是，则对关机点进行调整，更新关机点条件，返回步骤(2)；否则，此时关机点满足要求，优化结束。
对关机点进行调整的步骤如下：
(3.1)“滑行”时间的调整量Δtcoast＝ΔXocf/Vxocff，其中，Vxocff为迭代制导仿真计算获得的关机点X方向速度分量；
(3.2)令tcoast＝tcoast+Δtcoast，得到新的关机点为tc+tcoast+Δtcoast。
实施例：
以某航天器关机点优化为例：
在发射惯性系下，航天器初始的位置为[1865014.8,40816.2,150433.5]m，初始的速度为[7412.601,-2160.522,-130.991]m/s。Dfinal点的位置为[-5967060.6,-9089564.4,-89871.6]m，Dfinal点的速度为[-3054.343,7167.845,286.663]m/s。
在入轨点轨道坐标系下进行迭代制导仿真，仿真步长选为10ms，终止迭代计算条件选为剩余分析时间小于5s时，三次关机点条件为剩余飞行时间小于0.1s时。终端约束的权重因子取为k1＝10-4、k2＝10-4、k3＝10-3、k4＝10-3、k5＝10-4。
首先对初始的开关机点直接进行制导仿真，制导结束后的偏差数据如表1和2所示：
表1位置偏差
表2速度偏差
利用本发明方法进行关机点优化后，得到的偏差数据如表3和表4所示：
表3位置偏差
表4速度偏差
由表1和2中的数据可知，由于没有对X方向的位置进行约束，因此最终X方向的位置偏差比较大，利用本文中的方法对关机点进行调整，迭代修正计算的次数为2次，修正后X方向的位置偏差为5.7389m。
对修正后的开关机点进行制导仿真，实际飞行时间为166.8900s，从表1-表4可以看出，本发明迭代更新几步就可以实现对Xocf方向位置的有效约束和控制，并且其余5个约束条件仍然满足要求，从而大大增加了航天器进入L2轨道的精度，从而保证了最终到达Dfinal点的精度。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (2)

1.一种航天器主发动机关机点优化方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)根据预先设计的航天器弹道参数和变轨时刻tc，利用齐奥尔科夫斯基公式计算点火时间Δt，据此确定主发动机的初始开机点和关机点，所述主发动机的初始开机点为tc-Δt/2，关机点为tc+Δt/2，设变轨前轨道为L1，变轨后轨道为L2，则L2从“交点”处正向的初始“滑行”时间tcoast＝Δt/2；
(2)根据开关机点和终端约束权重因子，进行迭代制导仿真计算，满足关机点条件后，迭代制导结束，得到偏差数据；所述偏差数据为关机点处航天器X、Y、Z三个方向的位置和速度偏差；
(3)判断关机点X方向的位置偏差是否超出门限，如果是，则对关机点进行调整，更新关机点条件，返回步骤(2)；否则，此时关机点满足要求，优化结束；
其中，对关机点进行调整的步骤如下：
(3.1)“滑行”时间的调整量Δtcoast＝ΔXocf/Vxocff，其中ΔXocf为迭代制导仿真计算获得的最终位置偏差，Vxocff为迭代制导仿真计算获得的关机点X方向速度分量；
(3.2)令tcoast＝tcoast+Δtcoast，得到新的关机点为tc+tcoast+Δtcoast。
2.根据权利要求1所述的一种航天器主发动机关机点优化方法，其特征在于：所述步骤(2)中迭代制导仿真计算的步长与控制系统周期一致。
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